Inzwischen gibt es einige Details mehr zu den „all Electric Satellites“, von denen vier von SpaceX gestartet werden, weitere sind von der US-Regierung geordert worden. Die Daten sind jedoch spärlich, aber ich fasse sie mal zusammen:
- Bus ist ein Boeing (Hughes) 702SP.
- Startgewicht: 4000 Pfund (1815 kg)
- Xenon Triebwerke mit einer Strahlgeschwindigkeit von 60.000 mph (26,820 m/s)
- Bis zu acht Monate dauert das Hochspiralen
So, nun zu weiteren bekannten Informationen. Das sind folgende:
- Es gibt bei dem 702 Bus auch Xenontriebwerke als Steuertriebwerke. Dort sind es je zwei pro Achse, jedes mit einem Schub von 0,165 N, einem spezifischen Impuls von 3500 (34.300 m/s) und 4500 watt Stromverbrauch. Diese arbeiten im Station Keeping Mode 30 Minuten pro Tag und brauchen 5 kg Xenon pro Jahr.
- Der 702 Bus wird seit 1998 eingesetzt in mehreren Modifikationen. Die Startmasse der Satelliten liegt zwischen 4700 und 6200 kg, die Orbitmasse zwischen 2750 und 3750 kg. Weitere schwere Starts mit bis zu 6,7 t Startmasse sind geplant.
- Das Station Keeping verbraucht mit chemischen Treibstoffen rund 45 m/s.
- Bei einem Chemischen antrieb muss man ein Fünftel bis ein Sechstel der Treibstoffmasse als Trockenmasse dazurechnen für Tanks, Druckgas und Triebwerke
- Das Delta-V beträgt beim chemischen Antrieb rund 1500 m/s vom GTO in den GEO. Bei separater Inklinationsänderung kommen beim Start von Cape Canaveral weitere 760 m/s hinzu für die Anpassung der Bahnneigung.
- Ionentriebwerke müssen eine höhere Geschwindigkeit verändern, da sie durch den langen Betrieb auch das Apogäum anheben. 20% für das Delta-V seien veranschlagt
- Auch Ionentriebwerke benötigen Drucktanks, die wiegen ein Fünftel des Inhaltes, dazu kommen weitere Subsysteme wie Triebwerke unbekannten Gewichts.
So, nun zu einigen Berechnungen. Basierend auf einem Gesamt-dV von 2550 m/s (1500 m/s+20% + 750 m/s), acht Monate Betrieb über 50% der Zeit und 1814 kg Startmasse kann man einen Schub von 0,446 N annehmen wenn sich die Masse nicht ändert. Bei etwas längerer Betriebsdauer und Berücksichtigung, dass die Masse abnimmt, könnte man das Manöver also nur mit den beiden schon vorhandenen Triebwerken durchführen. (0,33 N Schub). Der Strombedarf läge dann bei 9 kW. Der Bus ist für Satelliten von 6-12 kW ausgelegt, das passt also.
Der Treibstoffbedarf inklusive 15 Jahre Station Keeping mit 50 m/s) kann man auf 171 kg berechnen. Das macht Tanks von 35 kg Gewicht nötig. Mit Triebwerken kommt man dann auf eine Masse von 250 kg bis 300 kg. Rund 1500 kg sind also reine Nettomasse des Satelliten ohne Antriebssystem.
Bei m kleinsten konventionellen System (4700 kg Startmasse, 2950 kg Orbitmasse) braucht man für 15 Jahre Station Keeping 534 kg Treibstoff, was den Gesamttreibstoff auf 2320 kg anhebt, das sind mit Tanks, Druckgas und Triebwerken mindestens 2800 kg für das Antriebssystem – die Bruttomasse beträgt dann 1900 kg.
Also der neue HS-702SP ist nicht vergleichbar mit dem 702, er ist trotz Ionenantrieb leichter als die erste Generation des 702(, von der aktuellen mit 6100 bis 6700 kg Startmasse ganz zu schweigen).
Freuen wird die All-Electric Plattform SpaceX und ILS. Die rund 750 m/s für Inklinationsänderungen fallen kaum ins Gewicht bei einem so effizienten Treibstoff. Der geografische Vorteil vom CSG oder einem Sealaunch Start ist damit nicht mehr so relevant. Bei der normalen Falcon 9 kostet er diese z.B. ein Drittel der Nutzlast. Bei der Proton sieht es ähnlich aus.
Der nächste Schritt dürfte es sein die Satelliten gar nicht erst in den GEO auszusetzen. schließlich nimmt bei den meisten Trägern die Nutzlast auf die Hälfte bis 40% der LEO-Nutzlast ab. Da man im GTO sowieso die beiden Van Allen Gürtel durchquert fällt schon mal dieses lange benutzte Argument gegen Ionentriebwerke weg. Sinnvoll wird man sie in einer stabilen Umlaufbahn (> 400 km Höhe, besser > 500 km) aussetzen und von dieser dann hochspiralen. Dann braucht man nicht 2550 m/s sondern bis zu 6000 m/s Differenz (mit Inklinationsänderung), aber das kann man mit 5 anstatt 2 Triebwerken und einer Leistung von 22,5 kW kompensieren. Das bedeutet nur ein Zusatzgewicht von 150 kg. Ein etwa 2 t schwerer Satellit im LEO wäre dann mit einem 3,4 t schweren Exemplar im GTO vergleichbar, der bei gängigen Trägern einem Start von 8 t in den LEO entspricht. Technisch spricht nur eines dagegen: Da der Satellit nun nahe der erde ist benötigt man viel mehr Empfangsstationen für die Telemetrie wenn man eine 100%-Abdeckung haben will. Die Lösung wäre es entweder darauf zu verzichten z.B. nur einmal pro Orbit Daten zu übertragen oder die Nutzung der TDRS-Satelliten für kommerzielle Satelliten. Als Vorteil hat der Satellit eine Stromversorgung die viel mehr Leistung als heutige haben, dann fallen auch Verluste durch das Durchqueren der Strahlungsgürtel nicht ins Gewicht und man könnte mit etwas mehr Treibstoff die Lebensdauer auf weitaus mehr als die heute üblichen 12-15 Jahre verlängern, wenn nicht andere Systeme die Grenze setzen oder man dann sowieso einen neuen Satelliten starten will.
Vom Gewicht her also eine enorme Verbesserung. Es gibt nur ein kleines Aber … Die Satelliten sind nun zu leicht! Derzeit sind nur zwei Starts geplant. SpaceX wird je zwei dieser Satelliten auf einmal starten. Einzeln kann eine Falcon 9 gerade mal 3-3,5 t in den GTO bringen. Das ist ein heute eher leichter Satellit. Das bedeutet dass man schon nnur beim Übergang GTO in GEO bei kleinen Trägern Doppelstarts durchführen muss (mit dem Problem der Paarung) und bei Proton oder Ariane man schon zu dreifach oder gar vierfach-Starts übergehen müsste, Selbst die neu entwickelte Ariane 6 wäre zu groß. Stattdessen bräuchte man wieder Träger wie die alte Delta II oder die Antares wäre hier sinnvoll einzusetzen, doch diese sind recht teuer und damit wäre die Einsparung bei den Startkosten wieder zunichte gemacht. Würde man vom LEO direkt in den GEO gehen, so würde es für die ESA reichen die Vega leicht in der Nutzlast zu steigern und sie bräuchte keine Ariane 6, selbst die Sojus würde dann Nutzlast einer Ariane 5 transportieren können.
